Разоренов Г.Н., Бахрамов Э.А., Титов Ю.Ф. Системы управления летательными аппаратами (2003) (1246774), страница 13
Текст из файла (страница 13)
Найдем проекции статического аэродинамического молеента на оси связанной системы координат. Учитывая, что центр давления легкит на продольной оси ЛА и момент осевой силы Х! равен нулю, получаем: Мм = О, л(Г = "гл(1е - 1), лЬ~х = 2 (1е - 1). (!.22) При малых углах этаки и скояыкенля данные вырагксния могут быть линеэризованы. С учетом формул (1.! 7) получаем: и„, = -С,Р!)(1 - 1,)Ф, (!.2З) Ме~ - С„'а(1~ — 1,) ф. Данные вырэьчсиия принято записывать в более компактной форме: Рис.
1дз. Поясвенсс эеэтра леесс э севера хлвтеяея ЛА Статический аэродинамический момент есть результат приведения полной аэродинамической сизы, прилохсеиной в центре давления, к центру масс летательного аппарата. В соответствии с правилами механики этот момент определяется как векторное произведе.
ние гле эя," и в,* — коэффициенты статического аэродинамического момента. Обратим внимание читателя на знак "минус' в правых частях формул ! !.24). Этот знак показывает, что при расположении центра давления позади центра масс люмент М," действует в сторону уменьшения угла атаки, также как люмент ЬХ,"' действует в сторону уменьшения угла ! рыскания. 1!паче говоря, статический аэродинамический момент действует в сторону уменьшения отклонения продольной оси ЛА от вектора скорости и поэтому является стабилизирующим. Такие ЛА называются статически устойчивыми.
В частности, головные части БР всегда конструируются как статически устойчивые ЛА, что обеспечивает самостабилизацию ГЧ по углам атаки и скольжения и устойчивый полет при движении в плотных слоях атмосферы. При расположении центра давления впереди центра лхасс знак в правых частях формул (!.24) меняется на обратный. В этом случае статический аэродинамический момент действует в сторону увеличения отклонения продольной оси ЛА от вектора скорости и поэтому является опрокидывающим, Такие ЛА называются статически неустойчивыми. Если центр давления совпадает с центром масс ЛА, статический аэродинамический момент равен нулю.
Такие ЛА называются статически нейтральными. Баллистическиеракетыявяяются обычностатически неусгойчивымиЛА и их устойчивый полет на атмосферном участке траектории обеспечивается работой системы угловой стабилизации. рассмотрим демпфирующнй момент и его составлявшие по осям связанной системы координат. Этот люмент возникает в случае, когла при поступательном движении в воздушной среде летательный аппарат совершает также вращательное нли колеоатсльное движение вокруг центра масс. Следствием этого является изменение условий обтекания корпуса ЛА набегающим воздушным потоком н перераспределение местных аэродинамических сил.
приводящее к возникновению дополнительно аэродинамического момента, называемого демпфирующим. Демпфируюший момент всегда направлен в сторону, противоположную направлению вращения ЛА, поэтому уменьшает угловую скорость вращенияидемпфируетколебательноедв~гжениеЛАвокругцентра масс. Как показывает опыт,демпфирующий момент в шираком диапазоне условий движения пропорционален угловой скорости ЛА, поэтому его проекции на оси связанной системы координат могут быть выражены следующим образаьи М" = -лэ ьэ,, Ма = -эп "ь»,, !1.25) х, у, э,' и и,> где м„, ич, а, — проекции вектора угловой скорости Лл на оси связанной системы координат, а коэффициенты т, т,',, т," определяются формой и размерамн ЛА и зависят от скорости и высоты полета.
Выражения для этих зависимостей приводятся в руководсгвах по аэродинамике ЛЛ (см. [16, 291). Сшп тяги рпкеп|ного даигптеля Как отмечалось выше, отличительной особенностью ракетного двигателя является то, что в нем непосредственным образом воплощен принцип создания реактивной силы в виде реакции газовой струи, истекающей из сопладвигательной установки. Строго говоря, реакгнвиый принцип создания силы тяги характерен не только для ракетного двигателя, ио и дпя других силовых установок, где в том или ином виде использована сила отдачи, т.е. реакшщ отбрасываемых частиц массы. Например, воздушный винт самолетного двигателя создает тягу, отбрасывая назад массу воздуха.
Аналогичным образом лодка с гребцом и веслами или теплоход с гребным виитога движутся под действием силы реакции массы воды, отбрасываемой в сторону, противоположную направлению движения. Однако в перечисленнь;х случаях сила тяги создается с помощью промежуточного устройства, называемого движителем и предназначенного для приведения в движение отбрась:ваемыемассы(воздушнэяй винту самолета,гребной винтутеплохода, весла у лодки с гребцом). При этом движитель приводится в действие собственной силовой установкой (двигателем). В ракетном двигателе такого промежуточного устройства нет и содержащийся в ракетном топливе запас химической энергии преобразуется непосредственно в потенциальную энергию газообразных продуктов его сгорания, находящихся под высоким давяением в камере сгорания, а затем в происссе истечения и расширения продуктов сгорания через сопло двигательной установки- в кинетическую зиерп~ю истекающей газовой струи.
Возникаюгцая при з гом реактивная сила образует тягу ракетного двигателя. Сила тяги ракетного двигателя определяется формулой Р = ) т 1 йге (Ря Рь)ба" (1.26) В данном выражении первый член представляет собой так иазываемуюреокпшви> ю сктуМеи)ергкого. Она равна произведению массового секундного расхода истекающих газов (величина 1т1) на скорость истечения В;.
Второй член характеризует составляющую силы тяги, которая определяется разностью статических давлений на срезе сопла 5В (Р„-давление в истекавшей газовой струе на срезе сопла,р„- атмосферное давление на высоте Ь иад уровнем моря), умноженной на плошадь выходного сечения сопла Я . Формула(1.26) показывает, что при постоянном массовом секундном расходе компонентов топлива 1гл ! тяга ракетного двигателя увеличиваетсятся с увеличением высоты полета ракеты и достигает своего максимального значения за пределами атмосферы. Это значение называется тягой двигателя в пустоте, Р ест = ~й~ В' + Р 5 (1.27) а велич инар„5,, называется высотной добавкой тяги и составляет обычно 5-10 'о от величины полной тяги ДУ.
Обшее выражение(126) часто записывают в виде Р ~ ~ 1Р )Р 1Р (Ра Рь) а 1й! (128) где величина 1Р, называется зффективной скоростью истечения. Тяга ж|шкостного двигателя может измениться в широких пределах путем увеличения нзи уменьшения массового секундного расхода колшонентов топлива, поступающих в камеру сгорания, т.е. величины 1в1 в формуле (!.26). Режим увеличенного расхода компонентов топлива по сравнению с его номинальным значением и, соответственно, повышенной тяги называется форсированием ДУ. Режим уменьшенного расхода компонентов топлива и пониженной тяги называется дросселированием ДУ. На жидкостных ракетах изменение тяги ДУ при полете иа АУТ применяется главным образом дзя регулирования скорости полета и осуществляется по командам от системы управления в канале РКС.
Регулирование тяги твердотопливных ДУ, особенно большой тяги, представляет собой сложную техническую проблему. В настоящее время тверлотоптивиые ДУ с регулируемой тягой применяются только иа последней ступени БР, предназначенной дяя разведения боевых блоков разделяющихся головных частей и лажных целей. На мзршевых ступенях твердотопливных БР пригиеняются двигатели нерегулируемой тяги, вследствие чего иа таких ракетах скорость полета на АУТ ие регулирует- "Я Наряду с тягой важной характеристикой ракетного двигателя является удельная тяга, представляющая собой отношение тяги двигателя к весовому секундному расходу топлива: << э9) В соответствии с формулой (!.28) удельная тяга л<ожет быть выражена также следующим образом.' Р Юе () 30) Удельная тяга является показателем экономичности и энергетической эффективности ракетного двигателя.
Она определяется главным образом скоростью истечения газов из сопла двигательной установки. Эта скорость, как показано в теории ракеп<ых лвигателей, зависит в основном от теплотворной способности ракетного топлива и от отношения давлений в камере сгорания и на срезе сопла, т.е. от так называемой степени расширения газов. 1.2.3. Упраалвющие силы и моменты. Органы управления Способы >з<р«еленнл ае<)сн<вую<ймии «а.7А си<пни 60 По<<ет любого летательного аппарата с точки зрения механики может, как известно, рассматриваться в виде совокупности двух движений— поступательного движения центра масс ЛА пол действием приложенных сил и вращения ЛА вокруг центра масс под действием приложенных моментов.
![](https://s.studizba.com/z.php?f=/templates/si/i/noavatar.png&w=100&h=100&t=1"){kind=avatar}
